IT202100000626A1 - PRE-SINTERED PREFORMS WITH ABILITY TO RESIST TO HIGH TEMPERATURES, PARTICULARLY AS ABRASIVE COATING FOR GAS TURBINE BLADES. - Google Patents
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Description
TITOLO TITLE
Preforme pre-sinterizzate con capacit? di resistenza alle alte temperature, in particolare come rivestimento abrasivo per pale di turbine a gas. Pre-sintered preforms with capacity? of resistance to high temperatures, in particular as an abrasive coating for gas turbine blades.
DESCRIZIONE CAMPO TECNICO DESCRIPTION TECHNICAL FIELD
La presente divulgazione si riferisce generalmente al campo delle turbomacchine comprendenti componenti ad elevate temperature e a materiali ad alta resistenza applicati a tali componenti, ad esempio rivestimenti abrasivi e metodo di applicazione degli stessi. The present disclosure generally relates to the field of turbomachinery comprising high temperature components and high strength materials applied to such components, for example abrasive coatings and method of application thereof.
Secondo una forma di realizzazione, la presente divulgazione si riferisce a turbomacchine assiali, radiali e miste, ad esempio compressori e turbine, e pi? specificamente al controllo delle perdite tra i componenti stazionari e rotanti, e include materiali abrasivi applicati alla pala del rotore di una turbina o alla pala del rotore di un compressore. According to one embodiment, the present disclosure relates to axial, radial and mixed turbomachinery, such as compressors and turbines, and more. specifically to the control of leaks between stationary and rotating components, and includes abrasive materials applied to a turbine rotor blade or compressor rotor blade.
Secondo una forma di realizzazione, la presente divulgazione si riferisce a rivestimenti abrasivi applicati sulle punte delle pale del rotore per formare una tenuta dinamica con la parte statorica, chiamata mantello (?shroud?), per ridurre la perdita di flusso di gas e aumentare l?efficienza del motore con turbina a gas attraverso l?utilizzo di materiali e rivestimenti avanzati con capacit? di resistenza alle alte temperature. In one embodiment, the present disclosure relates to abrasive coatings applied to rotor blade tips to form a dynamic seal with the stator portion, called a shroud, to reduce gas flow loss and increase efficiency. ?gas turbine engine efficiency through the use of advanced materials and coatings with the ability to of resistance to high temperatures.
TECNICA NOTA NOTE TECHNIQUE
? noto che le turbine a gas generalmente includono almeno un gruppo statorico che si estende su almeno un gruppo rotorico. Il gruppo rotorico include almeno una fila di pale di turbina metalliche rotanti, distanziate circonferenzialmente. Le pale includono profili aerodinamici metallici che si estendono radialmente verso l?esterno da un mozzo girevole ad una punta metallica. Molti di questi profili alari metallici delle pale del rotore sono fabbricati con materiali come le superleghe a base di nichel (Ni). ? It is known that gas turbines generally include at least one stator assembly which extends over at least one rotor assembly. The rotor assembly includes at least one row of rotating, circumferentially spaced metallic turbine blades. The blades include metal airfoils that extend radially outward from a pivoting hub to a metal tip. Many of these metal rotor blade airfoils are fabricated from materials such as nickel (Ni)-based superalloys.
I gruppi fissi di turbomacchine includono superfici che formano mantelli metallici che possono essere regolarmente esposti a un flusso di gas caldo. Alcune di tali superfici metalliche includono un rivestimento a base metallica applicato MCrAlY (dove M = Co, Ni o Co/Ni, Cr = Chromium, Al = Aluminium e Y = Ittrio) e/o un rivestimento ceramico con barriera termica applicato, che forma un mantello sul gruppo statorico. In alternativa, alcune di tali superfici metalliche includono compositi a matrice ceramica applicati con o senza un rivestimento protettivo a barriera termica. Stationary turbomachinery assemblies include surfaces that form metal mantles that can be regularly exposed to a hot gas stream. Some of these metal surfaces include an applied metal based coating MCrAlY (where M = Co, Ni or Co/Ni, Cr = Chromium, Al = Aluminum and Y = Yttrium) and/or an applied thermal barrier ceramic coating, which forms a cloak on the stator group. Alternatively, some such metal surfaces include ceramic matrix composites applied with or without a protective thermal barrier coating.
Le punte metalliche e i mantelli metallici definiscono una distanza tra le punte. Tuttavia, tali distanze tra le punte non sono adatte per unit? ad alta temperatura che richiedono efficienze elevate. Al fine di ridurre tali distanze tra le punte, le turbine a gas includono mantelli abradibili formati sul gruppo statorico e le punte delle pale includono un materiale abrasivo formato su di esse che ha un valore di durezza maggiore rispetto al materiale delle pale e al rivestimento abradibile. Il materiale abrasivo abrade i rivestimenti del mantello quando il gruppo rotorico ruota all?interno del gruppo statorico. I rivestimenti abradibili del mantello e le punte abrasive definiscono una distanza tra le punte tra di essi. La distanza tra le punte ? sufficientemente piccola da facilitare la riduzione del flusso assiale attraverso la turbina a gas che bypassa le pale, facilitando cos? una maggiore efficienza e prestazioni della turbina a gas. La distanza tra le punte ? anche abbastanza grande da facilitare il funzionamento della turbina a gas senza sfregamenti attraverso la gamma di condizioni operative della turbina a gas disponibili. Metal spikes and metal mantles define a distance between the spikes. However, these distances between the points are not suitable for units? at high temperatures that require high efficiencies. In order to reduce these tip gaps, gas turbines include abradable mantles formed on the stator assembly, and the blade tips include an abrasive material formed on them that has a higher hardness value than the blade material and abradable coating. . The abrasive material abrades the shell linings as the rotor assembly rotates within the stator assembly. The abradable shell coatings and abrasive points define a point spacing therebetween. The distance between the points? small enough to facilitate the reduction of the axial flow through the gas turbine bypassing the blades, thus facilitating? increased gas turbine efficiency and performance. The distance between the points? also large enough to facilitate chafe-free gas turbine operation across the range of gas turbine operating conditions available.
Vari materiali e processi sono stati suggeriti per fornire un cappuccio abrasivo adatto di una punta sullo statore della turbina e sulle pale del rotore. I materiali abrasivi tipici utilizzati includono carburo di silicio, ossido di alluminio, carburo di tantalio e nitruro di boro cubico. Le particelle di materiale abrasivo sono solitamente incorporate con una matrice metallica, che include ad esempio, leghe a base di nichel o cobalto, per fornire una struttura sufficientemente forte che pu? essere fissata alla punta della pala. Tuttavia, lo spessore di una tale matrice metallica ? spesso limitato a causa della debolezza strutturale della composizione abrasiva. Inoltre, alcuni materiali abrasivi vengono danneggiati dalle alte temperature. Ad esempio, per temperature superiori a circa 927 ?C (1700 ?F), il nitruro di boro cubico diventa instabile ed ? soggetto a ossidazione. Inoltre, mentre il carburo di silicio ? pi? adatto a resistere a temperature superiori a circa 927 ?C (1700 ?F), gli abrasivi in carburo di silicio includono silicone libero che pu? attaccare i substrati in lega di Ni/Co (nichel/cobalto). Various materials and processes have been suggested to provide a suitable abrasive cap of a tip on the turbine stator and rotor blades. Typical abrasive materials used include silicon carbide, aluminum oxide, tantalum carbide, and cubic boron nitride. The particles of abrasive material are usually incorporated with a metallic matrix, including for example, nickel-based or cobalt-based alloys, to provide a sufficiently strong structure that can be attached to the tip of the shovel. However, the thickness of such a metal matrix ? often limited due to structural weakness of the abrasive composition. Also, some abrasive materials are damaged by high temperatures. For example, for temperatures above approximately 927?C (1700?F), cubic boron nitride becomes unstable and ? subject to oxidation. Furthermore, while silicon carbide is more capable of withstanding temperatures in excess of approximately 1700?F (927?C), silicon carbide abrasives include free silicone that can? attack Ni/Co (Nickel/Cobalt) alloy substrates.
In alcune applicazioni, ? convenzione applicare la composizione abrasiva alla punta della pala del rotore utilizzando una tecnica di spruzzatura termica, come la spruzzatura al plasma o la spruzzatura con pistola a detonazione. I processi successivi sono tipicamente necessari per fornire l?adesione e l?integrit? strutturale necessarie affinch? la composizione abrasiva sopravviva all?ambiente ostile di una turbina a gas. Tali fasi includono spesso l?adesione della composizione abrasiva alla punta della pala durante un primo ciclo di riscaldamento e raffreddamento, e successivamente il deposito di una quantit? aggiuntiva della matrice metallica sulla composizione abrasiva attraverso un secondo ciclo di riscaldamento e raffreddamento, come durante la pressatura isostatica a caldo. In alternativa, ? stato anche suggerito di fondere la punta della pala, come con i laser, introdurre l?abrasivo sulla punta della pala, e quindi risolidificare la punta della pala. In some applications, ? Conventionally, the abrasive composition is applied to the rotor blade tip using a thermal spray technique, such as plasma spray or detonation gun spray. Subsequent processes are typically required to provide adherence and integrity. structural necessary so that? the abrasive composition survives the hostile environment of a gas turbine. These steps often include adhering the abrasive composition to the blade tip during an initial heating and cooling cycle, and then depositing an abrasive amount. addition of the metal matrix onto the abrasive composition through a second cycle of heating and cooling, such as during hot isostatic pressing. Alternatively, ? It has also been suggested to melt the blade tip, as with lasers, introduce the abrasive to the blade tip, and then resolidify the blade tip.
Sebbene i processi di cui sopra possano essere adatti per alcune strutture di pale di turbina, le pale di turbina utilizzate nei moderni motori a turbina a gas sono spesso fabbricate da superleghe colate a base di nichel per alte temperature aventi una microstruttura a cristallo singolo. Le pale monocristalline sono caratterizzate da un?elevatissima resistenza all?ossidazione e resistenza meccanica a temperature elevate, che sono necessarie per i requisiti prestazionali delle moderne turbine a gas. Tuttavia, la microstruttura monocristallina non deve essere influenzata dal processo mediante il quale le coperture abrasive delle punte delle pale del rotore sono fissate alle pale del rotore. In particolare, il processo non deve ricristallizzare la microstruttura monocristallina della pala del rotore, in modo tale che le propriet? ad alta temperatura della pala del rotore vengano perse o diminuite. Di conseguenza, i processi che comportano la fusione della punta della pala del rotore con la pala del rotore a cristallo singolo sono del tutto inaccettabili. Inoltre, ripetuti cicli termici della pala del rotore comportano il rischio di degradare la microstruttura monocristallina della pala del rotore. While the above processes may be suitable for some turbine blade structures, the turbine blades used in modern gas turbine engines are often fabricated from high temperature cast nickel base superalloys having a single crystal microstructure. Monocrystalline blades are characterized by very high oxidation resistance and mechanical strength at elevated temperatures, which are necessary for the performance requirements of modern gas turbines. However, the single crystal microstructure should not be affected by the process by which the abrasive rotor blade tip covers are bonded to the rotor blades. In particular, the process must not recrystallize the monocrystalline microstructure of the rotor blade, in such a way that the properties? high temperature of the rotor blade are lost or decreased. Consequently, processes involving the fusion of the rotor blade tip with the single crystal rotor blade are completely unacceptable. Furthermore, repeated thermal cycling of the rotor blade carries the risk of degrading the monocrystalline microstructure of the rotor blade.
Pertanto, sarebbe desiderabile fornire una composizione abrasiva che possa essere facilmente formata in un cappuccio abrasivo di una punta della pala e che possa essere fissato ad una pala di rotore di turbina in un singolo ciclo di riscaldamento e raffreddamento, a temperatura controllata in modo da minimizzare qualsiasi degrado della microstruttura di una pala di rotore di turbina a cristallo singolo. SOMMARIO Therefore, it would be desirable to provide an abrasive composition which can be readily formed into an abrasive cap of a blade tip and which can be bonded to a turbine rotor blade in a single cycle of heating and cooling, at a controlled temperature so as to minimize any degradation of the microstructure of a single crystal turbine rotor blade. SUMMARY
In un aspetto, l?oggetto divulgato nel presente documento ? diretto a una preforma di materiale abrasivo configurata per essere accoppiata in modo fisso a una pala del rotore di una turbina a gas attraverso un singolo ciclo di riscaldamento e raffreddamento a temperatura controllata. In one aspect, the subject matter disclosed herein is directed to a preform of abrasive material configured to be rigidly coupled to a gas turbine rotor blade through a single temperature-controlled heating and cooling cycle.
In un altro aspetto, l?oggetto divulgato nel presente documento ? diretto a un metodo per produrre una tale preforma di materiale abrasivo. In another aspect, the object disclosed in this document ? directed to a method of producing such a preform of abrasive material.
In ancora un altro aspetto, l?oggetto divulgato nel presente documento ? diretto a un metodo per attaccare una tale preforma di materiale abrasivo ad una pala di turbina a gas in un singolo ciclo di riscaldamento e raffreddamento per preservare la microstruttura di una pala di rotore a cristallo singolo e la stabilit? del materiale abrasivo. In yet another aspect, the subject matter disclosed herein is directed to a method of attaching such an abrasive material preform to a gas turbine blade in a single cycle of heating and cooling to preserve the microstructure of a single crystal rotor blade and stability. of the abrasive material.
BREVE DESCRIZIONE DEI DISEGNI BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
Un apprezzamento pi? completo delle forme di realizzazione divulgate dell?invenzione e molti dei relativi vantaggi sar? facilmente ottenuto quando lo stesso verr? meglio compreso con riferimento alla seguente descrizione dettagliata quando considerata in connessione con i disegni allegati, in cui: A more appreciation? complete with the disclosed embodiments of the invention and many of the relative advantages will be? easily obtained when the same will come? best understood by reference to the following detailed description when taken in connection with the accompanying drawings, in which:
La figura 1 illustra una sezione trasversale di una pala di turbina a gas rivestita con una preforma di materiale abrasivo; Figure 1 illustrates a cross section of a gas turbine blade coated with a preform of abrasive material;
La figura 2 illustra una sezione trasversale di una preforma di materiale abrasivo; Figure 2 illustrates a cross section of a preform of abrasive material;
La figura 3 illustra un diagramma di flusso di un metodo nuovo, perfezionato per produrre una preforma di cappuccio abrasivo di una punta di pala di turbina a gas per l?unione con una punta di pala per formare un cappuccio abrasivo di una punta di pala sulla punta di una pala della turbina a gas; Fig. 3 illustrates a flowchart of a new, improved method of producing a gas turbine blade tip abrasive cap preform for bonding with a blade tip to form a blade tip abrasive cap on the tip of a gas turbine blade;
La Figura 4 illustra un diagramma di flusso di un metodo nuovo, perfezionato per applicare una preforma di materiale abrasivo sulla punta di una pala di turbina a gas; Figure 4 illustrates a flow diagram of a new, improved method of applying a preform of abrasive material to the tip of a gas turbine blade;
La Figura 5 illustra un diagramma di flusso di una prima forma di realizzazione esemplificativa del metodo per produrre una preforma di cappuccio abrasivo di una punta di pala di turbina a gas della Figura 3; Figure 5 illustrates a flowchart of a first exemplary embodiment of the method for producing an abrasive cap preform of a gas turbine blade tip of Figure 3 ;
La Figura 6 illustra un diagramma di flusso di una seconda forma di realizzazione esemplificativa del metodo per realizzare una preforma di cappuccio abrasivo di una punta di pala di turbina a gas della Figura 3; e Figure 6 illustrates a flowchart of a second exemplary embodiment of the method of making an abrasive cap preform of a gas turbine blade tip of Figure 3 ; And
La Figura 7 illustra un diagramma di flusso di una forma di realizzazione esemplificativa del metodo di applicazione di una preforma di materiale abrasivo sulla punta di una pala di turbina a gas della Figura 4. Figure 7 illustrates a flowchart of an exemplary embodiment of the method of applying a preform of abrasive material to the tip of a gas turbine blade of Figure 4 .
DESCRIZIONE DETTAGLIATA DELLE FORME DI REALIZZAZIONE DETAILED DESCRIPTION OF THE EMBODIMENTS
In un aspetto, l?oggetto divulgato nel presente documento ? diretto a una preforma di materiale abrasivo 11 configurata per essere accoppiata in modo fisso a una pala del rotore di una turbina a gas 10 attraverso un singolo ciclo di riscaldamento e raffreddamento a temperatura controllata per realizzare una pala di turbina a gas 10 rivestita con una preforma 11 di materiale abrasivo come mostrato in Figura 1. In one aspect, the subject matter disclosed herein is directed to an abrasive material preform 11 configured to be fixedly coupled to a gas turbine rotor blade 10 through a single temperature-controlled heating and cooling cycle to make a gas turbine blade 10 coated with a preform 11 of abrasive material as shown in Figure 1.
Secondo un aspetto, l?oggetto divulgato nel presente documento ? pi? specificamente diretto a una preforma di materiale abrasivo pre-sinterizzato 11 composta da una miscela omogenea di un materiale di base di superlega e polveri di leghe saldate con brasatura configurate per essere saldate per puntatura su una punta di pala e quindi brasate sottovuoto, per realizzare una pala 10 di turbina a gas rivestita con una preforma di materiale abrasivo 11 come mostrato in figura 1. According to one aspect, the object disclosed in this document ? more specifically directed to a pre-sintered abrasive material preform 11 composed of a homogeneous blend of a superalloy base material and braze welded alloy powders configured to be spot welded to a blade tip and then vacuum brazed to produce a gas turbine blade 10 coated with an abrasive material preform 11 as shown in figure 1.
Nella presente divulgazione, il termine polvere viene utilizzato secondo il suo significato generalmente noto, per identificare particelle fini, secche e solide con dimensioni di maglia comprese tra pochi e migliaia di micron. In the present disclosure, the term powder is used according to its generally known meaning, to identify fine, dry and solid particles with mesh sizes ranging from a few to thousands of microns.
Inoltre, nella presente divulgazione, il termine sinterizzazione ? anche usato secondo il suo significato generalmente noto, per identificare un processo di compattazione e formazione di una massa solida di materiale mediante calore o pressione senza scioglierlo fino al punto di liquefazione. Also, in the present disclosure, the term sintering ? also used in its generally known meaning, to identify a process of compacting and forming a solid mass of material by heat or pressure without dissolving it to the point of liquefaction.
Il termine ?preforma? ? utilizzato nella presente divulgazione per identificare un componente di forma preliminare. The term ?preform? ? used in the present disclosure to identify a preliminary shape component.
La Figura 2 illustra una vista in sezione di una preforma pre-sinterizzata 11, che ? formata da due strati, vale a dire uno strato legante 12, per l?accoppiamento con una punta di pala, e uno strato superiore 13 o strato abrasivo 13. Secondo una forma di realizzazione esemplificativa, lo spessore di ogni strato ? del 50% ? 15% dello spessore totale della preforma richiesto per l?applicazione. In particolare, secondo una forma di realizzazione esemplificativa, lo strato legante 12 pu? essere uno strato metallico ottenuto mediante sinterizzazione di una miscela di una polvere di lega brasata al nichel e una polvere di superlega a base di nichel, come descritto di seguito e lo strato superiore 13 pu? essere uno strato ceramico in una matrice metallica prodotta mediante sinterizzazione di una miscela di una polvere di nitruro di boro cubico (cBN) ed una polvere di ossido di alluminio (Al2O3) in una matrice metallica della stessa composizione dello strato legante. I due strati possono essere ottenuti da una singola operazione di sinterizzazione, oppure da una sequenza di operazioni di sinterizzazione, inclusa l?unione dei due strati sinterizzati separatamente. Figure 2 illustrates a sectional view of a pre-sintered preform 11, which is formed of two layers, namely a bonding layer 12, for coupling with a shovel tip, and a top layer 13 or abrasive layer 13. According to an exemplary embodiment, the thickness of each layer is ? by 50% ? 15% of the total preform thickness required for the application. In particular, according to an exemplary embodiment, the binder layer 12 can be a metal layer obtained by sintering a mixture of a nickel brazed alloy powder and a nickel-based superalloy powder, as described below, and the top layer 13 can be be a ceramic layer in a metal matrix produced by sintering a mixture of a cubic boron nitride (cBN) powder and an aluminum oxide (Al2O3) powder in a metal matrix of the same composition as the binder layer. The two layers can be obtained from a single sintering operation, or from a sequence of sintering operations, including the joining of the two separately sintered layers.
Secondo una forma di realizzazione esemplificativa, una preforma pre-sinterizzata pu? essere un prodotto di metallurgia delle polveri sinterizzate composto da uno strato legante 12 composto da una miscela omogenea di materiale di base di superlega e polveri di leghe saldate con brasatura e da uno strato superiore 13 o strato abrasivo 13 composto da polveri abrasive, dette anche graniglie abrasive, con una composizione entro gli intervalli della Tabella 1. According to an exemplary embodiment, a pre-sintered preform can be a product of sintered powder metallurgy composed of a binder layer 12 composed of a homogeneous mixture of superalloy base material and brazed alloy powders and an upper layer 13 or abrasive layer 13 composed of abrasive powders, also called grits abrasives, with a composition within the ranges of Table 1.
Tabella 1 Table 1
Le polveri metalliche e abrasive vengono scelte per resistere alle alte temperature nella sezione delle turbine a gas. In particolare, le graniglie abrasive garantiscono sia capacit? di taglio a breve termine sia stabilit? termica, assicurando il mantenimento della distanza nel tempo. Metallic and abrasive powders are chosen to withstand the high temperatures in the gas turbine section. In particular, the abrasive grits guarantee both capacity? short-term cutting is stability? temperature, ensuring that the distance is maintained over time.
La dimensione delle particelle di polvere deve soddisfare i seguenti requisiti: The size of the dust particles must meet the following requirements:
- la dimensione delle particelle di polvere cBN deve essere compresa tra 181 e 277 mesh con un minimo del 93% in peso - cBN powder particle size should be between 181 and 277 mesh with a minimum of 93% by weight
- la dimensione delle particelle di polvere di ossido di alluminio deve essere di 100 mesh con un minimo del 40% in peso - particle size of aluminum oxide powder should be 100 mesh with a minimum of 40% by weight
- la dimensione delle particelle di polvere di superlega a base di Ni deve essere di 395 mesh con un minimo del 95% in peso - particle size of Ni-based superalloy powder should be 395 mesh with a minimum of 95% by weight
- la dimensione delle particelle di polvere di lega brasata a base di Ni deve essere di 395 mesh con un minimo del 95% in peso - Ni-based brazed alloy powder particle size should be 395 mesh with a minimum of 95% by weight
In una forma di realizzazione esemplificativa del sistema, la composizione della polvere di lega brasata al nichel ? indicata nella Tabella 2. In one exemplary embodiment of the system, the composition of the nickel brazed alloy powder is indicated in Table 2.
Tabella 2 Table 2
In una forma di realizzazione esemplificativa del sistema, la composizione della polvere di superlega a base di nichel ? indicata nella Tabella 3. In one exemplary embodiment of the system, the composition of the nickel-based superalloy powder is indicated in Table 3.
Tabella 3 Table 3
Secondo una forma di realizzazione esemplificativa, una preforma pre-sinterizzata 11 viene realizzata attraverso il processo mostrato in Figura 3, formando 20 un nastro o un foglio, che ? formato da due strati, vale a dire uno strato legante 12, e uno strato superiore 13 o strato abrasivo 13, con la composizione sopra specificata. Il nastro o foglio viene quindi sinterizzato, cio? trattato termicamente sottovuoto 30 all?80-90% della temperatura di brasatura e successivamente tagliato 40 alla forma desiderata. Secondo una forma di realizzazione esemplificativa, una preforma pre-sinterizzata 11 ? accoppiata alla punta di una pala di una turbina a gas attraverso il processo mostrato nella Figura 4, saldando per puntatura 50 la preforma pre-sinterizzata 11 alla punta di una pala 10 di una turbina a gas e brasando sottovuoto 60 per unire la preforma pre-sinterizzata 11 alla punta. According to an exemplary embodiment, a pre-sintered preform 11 is made through the process shown in Figure 3 , forming 20 a web or sheet, which is formed of two layers, namely a binding layer 12, and an upper layer 13 or abrasive layer 13, with the composition specified above. The tape or sheet is then sintered, ie? vacuum heat treated 30 at 80-90% of the brazing temperature and subsequently cut 40 to the desired shape. According to an exemplary embodiment, a pre-sintered preform 11 is coupled to the tip of a gas turbine blade through the process shown in Figure 4, by spot welding 50 the pre-sintered preform 11 to the tip of a gas turbine blade 10 and vacuum brazing 60 to join the pre-sintered preform sintered 11 at the tip.
In particolare, come mostrato in Figura 5, la preforma pre-sinterizzata composta da due strati viene prodotta mediante una sequenza di successivi processi di sinterizzazione. Ogni strato pu? essere prodotto singolarmente in forma di foglio flessibile azionato da un nastro trasportatore: ovvero da un processo di fabbricazione dello strato legante 201 e relativa presinterizzazione 203 e da un processo di fabbricazione dello strato abrasivo 202 e relativa presinterizzazione 204. In conformit? con il processo di produzione dello strato legante 201, le due polveri metalliche utilizzate per formare lo strato legante 12 vengono miscelate 2011 insieme a un legante per produrre una pasta che viene pressata 2012 tra rulli opposti. Quando il foglio flessibile raggiunge lo spessore corretto, viene tagliato 2013 e pesato 2014 per formare un nastro. Il foglio o nastro viene quindi pre-sinterizzato 203, cio? posto in un forno ad alto vuoto e trattato termicamente sottovuoto a 1150 ? 1180 ?C per ottenere un foglio o nastro pre-sinterizzato. In conformit? con il processo di produzione dello strato abrasivo 202, la polvere di nitruro di boro cubico (cBN), la polvere di ossido di alluminio (Al2O3) e le due polveri metalliche della stessa composizione dello strato legante utilizzato per formare lo strato abrasivo 13 vengono miscelate 2021 insieme ad un legante per produrre una pasta che viene pressata 2022 tra rulli opposti. Quando il foglio flessibile raggiunge lo spessore corretto, viene tagliato 2023 e pesato 2024 per formare un nastro. Il foglio o nastro viene quindi pre-sinterizzato 204, cio? posto in un forno ad alto vuoto e trattato termicamente sottovuoto a 1150 ? 1180 ?C per ottenere un foglio o nastro presinterizzato. I due fogli o nastri pre-sinterizzati vengono quindi posti 205 l?uno sopra l?altro per formare un foglio o nastro composto da uno strato legante 12 e uno strato superiore 13 o strato abrasivo 13. Il foglio o nastro viene quindi sinterizzato 30 per accoppiare i due strati tra loro in un forno ad alto vuoto, a pressione minore di 5 x 10E-4 torr e successivamente tagliato 40 per formare la preforma finale pre-sinterizzata 11. In particular, as shown in Figure 5, the pre-sintered preform composed of two layers is produced by a sequence of successive sintering processes. Each layer can be produced individually in the form of a flexible sheet driven by a conveyor belt: or by a manufacturing process of the binding layer 201 and relative presintering 203 and by a manufacturing process of the abrasive layer 202 and relative presintering 204. According to with the process of making the binder layer 201, the two metal powders used to form the binder layer 12 are mixed 2011 together with a binder to produce a paste which is pressed 2012 between opposing rollers. When the flexible sheet reaches the correct thickness, it is cut 2013 and weighed 2014 to form a ribbon. The sheet or strip is then pre-sintered 203, i.e. placed in a high vacuum furnace and vacuum heat treated at 1150 ? 1180 ?C to obtain a pre-sintered sheet or tape. In compliance with the production process of the abrasive layer 202, the cubic boron nitride powder (cBN), the aluminum oxide powder (Al2O3) and the two metal powders of the same composition of the binding layer used to form the abrasive layer 13 are mixed 2021 together with a binder to produce a paste which is pressed 2022 between opposing rollers. When the flexible sheet reaches the correct thickness, it is cut 2023 and weighed 2024 to form a ribbon. The sheet or strip is then pre-sintered 204, i.e. placed in a high vacuum furnace and vacuum heat treated at 1150 ? 1180 ?C to obtain a presintered sheet or tape. The two pre-sintered sheets or strips are then placed 205 on top of each other to form a sheet or strip composed of a bonding layer 12 and a top layer 13 or abrasive layer 13. The sheet or strip is then sintered 30 to coupling the two layers together in a high vacuum furnace, at a pressure lower than 5 x 10E-4 torr and subsequently cut 40 to form the final pre-sintered preform 11.
In alternativa, secondo una forma di realizzazione esemplificativa, come mostrato nelle Figure 6, la preforma pre-sinterizzata composta da due strati viene prodotta sinterizzando simultaneamente i due strati. Le due polveri metalliche utilizzate per formare 206 lo strato legante 12 vengono miscelate 2061 insieme ad un legante per produrre pasta che viene pressata 2062 tra rulli opposti. Quando il foglio flessibile raggiunge lo spessore appropriato, vengono eseguite le stesse fasi di miscelazione 2071 e pressatura 2072 per formare 207 lo strato abrasivo 13 con particelle ceramiche incorporate disposte sulla parte superiore dello strato legante 12. I due fogli vengono quindi simultaneamente sinterizzati 30 e accoppiati insieme in un forno ad alto vuoto, a pressione inferiore a 5 x 10E-4 torr e successivamente tagliati 40 per formare la preforma pre-sinterizzata finale 11. Alternatively, according to an exemplary embodiment, as shown in Figures 6 , the pre-sintered preform composed of two layers is produced by simultaneously sintering the two layers. The two metal powders used to form 206 the binder layer 12 are mixed 2061 together with a binder to produce paste which is pressed 2062 between opposed rollers. When the flexible sheet reaches the appropriate thickness, the same steps of mixing 2071 and pressing 2072 are performed to form 207 the abrasive layer 13 with embedded ceramic particles disposed on top of the bonding layer 12. The two sheets are then simultaneously sintered 30 and coupled together in a high vacuum furnace, pressure below 5 x 10E-4 torr and subsequently cut 40 to form the final pre-sintered preform 11.
Secondo una forma di realizzazione esemplificativa, la fase di brasatura 60 della pala 10 con preforma 11 precedentemente saldata per puntatura 50 viene eseguita a 1200 ? 1220 ?C ad una pressione inferiore a 5 x 10E-4 torr. Secondo una forma di realizzazione esemplificativa, mostrata anche in Figura 6, le successive fasi secondarie di riscaldamento ripetuto 601 e diffusione 602 vengono eseguite, a una temperatura della fase secondaria di diffusione 602 compresa tra 1178 ?C e 1198 ?C, per realizzare un legame adeguato tra la preforma 11 e la pala 10. La fase di brasatura viene quindi conclusa con la tempra 603, abbassando la temperatura fino a temperatura ambiente. Secondo una forma di realizzazione esemplificativa, la fase di brasatura 60 della pala 10 deve seguire il seguente ciclo termico: According to an exemplary embodiment, the step of brazing 60 of the blade 10 with preform 11 previously welded by spot welding 50 is performed at 1200? 1220 ?C at a pressure below 5 x 10E-4 torr. According to an exemplary embodiment, also shown in Figure 6 , the subsequent secondary steps of repeated heating 601 and diffusion 602 are performed, at a temperature of the secondary diffusion phase 602 between 1178 ?C and 1198 ?C, to achieve a bond between the preform 11 and the blade 10. The brazing step is then concluded with tempering 603, lowering the temperature down to room temperature. According to an exemplary embodiment, the brazing step 60 of the blade 10 must follow the following thermal cycle:
- riscaldamento fino a 1038 ?C in 150 minuti - heating up to 1038 ?C in 150 minutes
- mantenimento a 1038 ?C per 30 minuti - maintenance at 1038 ?C for 30 minutes
- riscaldamento fino a 1177 ?C in 20 minuti - heating up to 1177 ?C in 20 minutes
- mantenimento a 1177 ?C per 30 minuti - maintenance at 1177 ?C for 30 minutes
- riscaldamento fino a 1218 ?C in 5 minuti - heating up to 1218 ?C in 5 minutes
- mantenimento a 1218 ?C per 20 ? 5 minuti - maintenance at 1218 ?C for 20 ? 5 minutes
- tempra con argon a temperatura ambiente (1,2 ? 1,8 bar). - quenching with argon at room temperature (1.2 ? 1.8 bar).
Lo scopo del trattamento termico della fase di brasatura 60 ? multiplo: The purpose of the heat treatment of the brazing step 60 ? multiple:
- legare particelle ceramiche con matrice metallica per raggiungere le propriet? abrasive necessarie alla pala per prevenire un?usura eccessiva durante la corsa contro lo schermo statorico; - bind ceramic particles with metal matrix to achieve the properties? abrasives needed by the blade to prevent excessive wear during travel against the stator shield;
- minimizzare la degradazione della superlega a base di nichel, ad esempio la ricristallizzazione della radice lavorata. - minimize the degradation of the nickel-based superalloy, for example the recrystallization of the machined root.
Il singolo ciclo di forno del gruppo ? finalizzato ad ottenere un processo snello con tempi ridotti rispetto ai rivestimenti abrasivi spruzzati termicamente o elettrolitici. The single oven cycle of the group ? aimed at obtaining a lean process with reduced times compared to thermally sprayed or electrolytic abrasive coatings.
Un importante vantaggio della forma di realizzazione esemplificativa delle preforme pre-sinterizzate ? la possibilit? di utilizzare tali preforme ad alta temperatura, testate fino alla temperatura del metallo di 980 ?C. Le preforme pre-sinterizzate possono essere prodotte anche come preforme a rete, per ridurre gli scarti ed essere flessibili per l?applicazione su turbomacchine assiali, radiali e miste. An important advantage of the exemplary embodiment of the pre-sintered preforms? the possibility? to use such high temperature preforms, tested up to the metal temperature of 980 ?C. The pre-sintered preforms can also be produced as mesh preforms, to reduce waste and be flexible for application on axial, radial and mixed turbomachinery.
Un?ulteriore applicazione delle preforme presinterizzate secondo le forme di realizzazione esemplificative qui descritte potrebbe essere un gruppo di rivestimento di combustione e pezzo di transizione che scorrono l?uno sull?altro, il pezzo di transizione incanalando il gas ad alta temperatura dal rivestimento di combustione ad un primo ugello statorico di una turbina a gas. A further application of the presintered preforms according to the exemplary embodiments described herein could be an assembly of flue liner and transition piece sliding over each other, the transition piece channeling the high temperature gas from the flue liner to a first stator nozzle of a gas turbine.
Un?altra applicazione delle preforme pre-sinterizzate secondo le forme di realizzazione esemplificative qui descritte su pale di turbine a gas potrebbe essere un dispositivo di tenuta ad ali di angelo tra una pala del rotore ed un ugello in una turbina, che inibisce l?ingestione di gas caldo da un flusso di gas caldo attraverso la turbina negli spazi delle ruote della turbina. Another application of the pre-sintered preforms according to the exemplary embodiments described herein on gas turbine blades could be an angel wing sealing device between a rotor blade and a nozzle in a turbine, which inhibits ingestion of hot gas from a hot gas flow through the turbine into the wheel spaces of the turbine.
Ancora un?altra applicazione delle preforme presinterizzate secondo le forme di realizzazione esemplificative qui descritte ? realizzare la tenuta tra componenti di turbina rotanti, ugelli fissi ed involucri di una turbina a gas, come sulle guarnizioni a J. ? noto che le guarnizioni a J sono parte integrante del funzionamento efficiente della turbina a vapore. Il guasto di una guarnizione a J pu? causare danni significativi al rotore di una turbina mentre il materiale migra a valle. Per questo motivo, il personale dell?impianto deve condurre ispezioni dei sistemi di percorso del vapore per identificare potenziali problemi durante le interruzioni periodiche programmate al fine di verificare l?integrit? della sigillatura. L?efficienza della turbina a vapore dipende fortemente dall?integrit? e dalle prestazioni delle guarnizioni da stadio a stadio del percorso del vapore. L?uso di preforme pre-sinterizzate abrasive secondo le forme di realizzazione esemplificative qui descritte pu? dare come risultato un vantaggio significativo nella tenuta tra i componenti rotanti della turbina, gli ugelli fissi ed involucri, consentendo un?integrit? duratura delle guarnizioni. Yet another application of the presintered preforms according to the exemplary embodiments described herein is seal between rotating turbine components, stationary nozzles and gas turbine shells, such as on J-seals. It is known that J-seals are an integral part of the efficient operation of the steam turbine. The failure of a J-seal can? cause significant damage to a turbine rotor as material migrates downstream. For this reason, plant personnel must conduct inspections of vapor path systems to identify potential problems during scheduled periodic outages in order to verify the integrity of the vapor path systems. of the sealing. The efficiency of the steam turbine strongly depends on the integrity? and the performance of the seals from stage to stage in the vapor path. The use of abrasive pre-sintered preforms according to the exemplary embodiments described herein can result in a significant advantage in the seal between the rotating components of the turbine, the fixed nozzles and casings, allowing an integrity? durability of the gaskets.
Claims (11)
Priority Applications (9)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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